Пусковая установка для ракет многопоясного опирания



Пусковая установка для ракет многопоясного опирания
Пусковая установка для ракет многопоясного опирания

 


Владельцы патента RU 2494334:

Открытое акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" (RU)

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при конструировании транспортно-пусковых контейнеров (ТПК) для ракет с многопоясным опиранием. ТПК содержит направляющую цилиндрическую поверхность и раструб (воронкообразное расширение) в передней части направляющей цилиндрической поверхности. Длина раструба равна расстоянию между предпоследними опорными поясами ракеты, максимальный радиус раструба в выходном сечении равен отклонению ракеты в этом сечении ТПК при нахождении предпоследней опоры в процессе старта в начальном сечении раструба. Изобретение позволяет снизить динамические нагрузки на ракету и ТПК при старте. 2 ил.

 

Изобретение относится к области ракетной техники, а конкретно к пусковым установкам (ПУ) ракет, размещаемых на кораблях, подводных лодках и наземных стационарных и подвижных установках.

Широко известны ПУ для старта ракет. При старте ракеты "Томагавк" из торпедных аппаратов подводных лодок (Родионов Б.И., Новичков Н.Н. "Крылатые ракеты в морском бою", Воениздат, 1987, стр.16-18) транспортно-пусковой контейнер (ТПК) используется в качестве направляющего аппарата ПУ для старта ракеты.

Известна также пусковая установка для надводных кораблей (Анисимов В.Д. "Новое поколение корабельных пусковых установок". Зарубежное военное обозрение №9, 1999 г., стр.45-48) ТПК для минометного старта состоит из двух цилиндрических оболочек, вложенных одна в другую, причем внутренняя используется для хранения и старта ракеты.

Известен ТПК крылатой ракеты "Томагавк", предназначенный для размещения и запуска ракеты из вертикальных пусковых установок подводной лодки (Судостроение за рубежом, №7, 1986 г., стр.48-51. "Пусковая установка вертикального запуска КР "Томагавк" на АПЛ "Лос-Анжелес"), ТПК выполнен в виде стального цилиндра, загерметизированного снизу специальной заглушкой. ТПК снабжен системой выстреливания, выполненной в виде газогенератора и обтюрированного поддона. Внутренняя цилиндрическая поверхность ТПК является направляющей для опорных площадок ракеты и боковой опорной поверхности поддона при старте.

Известны модульные многоместные корабельные пусковые установки вертикального пуска (RU 2213925, RU 2393409), в которых внутренняя поверхность ТПК выполнена в виде цилиндрической оболочки.

Наиболее близким по совокупности признаков с заявленным изобретением является ТПК для хранения и пуска ракеты по патенту RU 2215981, который и выбран в качестве ближайшего аналога-прототипа. Эта ПУ содержат ТПК с направляющей цилиндрической поверхностью, по которой происходит скольжение опорных элементов ракеты при старте.

В процессе старта на ракету действуют резкоударные поперечные нагрузки, вызываемые особенностью старта ракет из ПУ. Эта особенность заключается в том, что каждая опора ракеты в процессе скольжения по направляющей поверхности ТПК нагружена поперечными силами (реакциями), например, от составляющей веса ракеты при наклонном положении ТПК или действием набегающего потока воды на вышедшую из ТПК часть ракеты при подводном старте с ПЛ. В момент выхода опоры с направляющей цилиндрической поверхности ТПК происходит мгновенное снятие силы (реакции) в этой опоре, что приводит к резкоударному нагружению ракеты в поперечном направлении, вызывая нестационарные колебания корпуса ракеты и динамическое нагружение бортовой аппаратуры, агрегатов, а также опор, которые еще контактируют с направляющей поверхностью ТПК.

Целью настоящего изобретения является снижение поперечных динамических нагрузок на ракету многопоясного опирания и ТПК при старте, если направляющей поверхностью для опор ракеты является внутренняя цилиндрическая поверхность корпуса ТПК.

Указанная цель достигается тем, что передняя часть направляющей поверхности ТПС выполнена в виде раструба, длина которого соизмерима с предпоследним расстоянием между опорными поясами ракеты, а увеличение радиуса в выходном сечении раструба не превышает отклонения ракеты в этом сечении при нахождении предпоследней опоры в процессе старта в начальном сечении раструба.

На фиг.1 изображен общий вид расположения ракеты в ТПК в исходном состоянии, т.е. до начала движения ракеты. На фиг.2 - положение ракеты в ТПК в момент нахождения передней опоры предпоследнего пролета ракеты в выходном сечении ТПК.

Транспортно-пусковой контейнер 1 с расположенной в нем ракетой 2 содержит корпус 3. Цилиндрическая направляющая поверхность 4 ТПК, по которой скользят опорные элементы 5 ракеты, переходит в раструб 6. Устройство работает следующим образом: при переходе опорного элемента 5 ракеты 2 с цилиндрической направляющей поверхности 4 на раструб 6 происходит как бы постепенный уход направляющей поверхности 6 из-под опорного элемента 5 ракеты, что приводит к плавному снижению реакции в этой опоре. При этом начинается постепенное нарастание реакции в опоре следующего пояса.

При старте из ТПК без раструба наибольшая реакция возникает в предпоследней опоре 7 в момент ее нахождения в районе верхнего среза ТПК. Для снижения динамичности нагружения предпоследней опоры необходимо растянуть во времени спад реакции в предыдущей опоре ракеты при ее сходе с направляющей поверхности ТПК. Для этого длина раструба должна быть соизмерима с длиной предпоследнего пролета ракеты, а увеличение радиуса в выходном сечении раструба не должно превышать отклонения ракеты в этом сечении ТПК при нахождении предпоследней опоры в процессе старта в начальном сечении раструба. При этих условиях будет обеспечено безотрывное скольжение передней опоры предпоследнего пролета по направляющей поверхности раструба, т.е. спад реакции в этой опоре будет происходить на всей длине раструба. Соответствующий эффект растягивания во времени спада величин реакций присутствует во всех остальных опорах, в том числе и предпоследней, при их движении по раструбу ТПК.

Такой характер нагружения опор приводит к снижению поперечных динамических нагрузок на ракету и ТПК на 20÷30%, что улучшает условия работы бортовой аппаратуры и агрегатов ракеты и позволяет снизить вес конструкции корпуса ракеты. При этом конструкция этого устройства практически не приводит к увеличению массы ТПК.

Транспортно-пусковой контейнер (ТПК) с направляющей цилиндрической поверхностью для ракет многопоясного опирания, отличающийся тем, что передняя часть направляющей поверхности ТПК выполнена в виде раструба, длина которого соизмерима с предпоследним расстоянием между опорными поясами ракеты, а увеличение радиуса в выходном сечении раструба не превышает отклонения ракеты в этом сечении ТПК при нахождении предпоследней опоры в процессе старта в начальном сечении раструба.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к системе мобильной ракетной пусковой установки, способу удержания ракеты, способу предотвращения линейного перемещения ракеты и способу запуска ракеты.

Изобретение относится к корабельным загрузочным устройствам и может быть использовано для загрузки транспортно-пускового контейнера (ТПК) в многоместную шахтную пусковую установку (ПУ) корабля.

Изобретение относится к изделиям автоматики и вычислительной техники и может быть применено при автоматизации объектов управления в ракетно-космической отрасли. .

Изобретение относится к военной технике и может быть использовано в пусковых установках-контейнерах. .

Изобретение относится к вооружению, а именно к передвижным зенитным ракетным комплексам противовоздушной обороны. .

Изобретение относится к ракетной технике и предназначено для удаления крышек транспортно-пусковых контейнеров (ТПК) на пусковых установках (ПУ) ракет перед пуском ракеты.

Изобретение относится к пусковым гидравлическим торпедным аппаратам, в частности к воздушной системе турбонасосной установки. .

Изобретение относится к боеприпасам и огнестрельному оружию. .

Изобретение относится к области вооружения, а именно к средствам и способам ведения оборонительных действий с применением нескольких управляемых лучей лазера с ядерной накачкой невероятной мощности.

Комплекс содержит боевую машину с лазером и вспомогательные машины в виде заправщиков окислителя и горючего на многоколесном шасси. Боевая машина выполнена на гусеничной ходовой части, на которой установлены в бронеотсеке емкости окислителя и горючего. Лазер установлен выше емкостей окислителя и горючего в бронецилинде на поворотной платформе. Лазер содержит жидкостный ракетный двигатель с соплом, содержащим сужающуюся и расширяющиеся части, установленным вертикально с возможностью выхлопа продуктов сгорания вертикально вверх, и резонатор, установленный на нем под углом к оси сопла на его сужающейся части. В верхней части бронецилиндр закрыт верхним бронеторцом, в центре которого выполнено отверстие, соответствующее выходному сечению реактивного сопла. В бронецилиндре выполнены отверстия для размещения в них объективов резонаторов. Улучшаются живучесть комплекса, его боеготовность и огневая мощь. 9 з.п. ф-лы, 17 ил.

Изобретение относится в ракетной технике и может быть использовано в пусковых ракетных установках. Устройство для запуска ракет содержит связанную с носителем проточную пусковую трубу с передним и задним торцами, газоотражатель в виде преграды с рабочей поверхностью, основание, разрывной элемент. Газоотражатель жестко закреплен на основании и соединен с носителем разрывным элементом. Изобретение позволяет снизить газодинамическое воздействие пусковой ударной волны на носитель при старте ракеты. 4 ил.

Способ относится к управляемому вооружению. В способе осуществляется топографическая привязка целеуказателя и пусковой установки к местности, цель обнаруживается целеуказателем, координаты цели определяются и передаются в пульт огневой позиции. Устанавливается единое время в пульте разведчика и пульте огневой позиции, в пульте огневой позиции рассчитываются установки стрельбы и полетное задание ракеты. Пуск ракеты с пульта огневой позиции подготавливается по цифровому каналу связи через блок автоматики пусковой установки. При этом осуществляют подачу напряжения на выбранную ракету, инициализацию ракеты, снятие блокировок стрельбы с ракеты и подачу силового питания. Выстрел производится путем подачи с пульта командира на пусковую установку команды на пуск, время производства выстрела фиксируется автоматически путем опроса контактов наличия ракеты в установке. По каналу спутниковой связи на пульт разведчика передается время включения лазерного излучения целеуказателя, при достижении которого посылается из пульта разведчика в целеуказатель сигнал включения излучения и осуществляется наведение ракеты на цель. На пульте огневой позиции осуществляется индикация состояния боекомплекта. Технический результат заключается в обеспечении возможности реализации дистанционной подготовки пуска ракеты. 2 ил.

Комплекс содержит боевую машину с лазером и вспомогательные машины в виде заправщиков окислителя и горючего на многоколесном шасси. Боевая машина выполнена на гусеничной ходовой части. На средней поворотной платформе установлен боевой лазер, содержащий жидкостной ракетный двигатель и резонаторы, выполненные перпендикулярно его продольной оси. Под средней поворотной платформой установлены емкости окислителя и горючего. Улучшаются живучесть комплекса, его боеготовность и огневая мощь. 7 з.п. ф-лы, 15 ил.

Изобретение относится к устройству для запуска ракеты с корабля и к кораблю, оборудованному таким устройством. Устройство для запуска ракет с корабля содержит по меньшей мере одну ракетную пусковую установку (9, 9'). Устройство содержит шахту (4), ограниченную боковыми стенками, по меньшей мере две (7, 8) из которых образуют щиты, проходящие по периферии корабля. Шахта является открытой над наружной палубой корабля. Пусковая установка (9, 9') расположена в шахте таким образом, чтобы она могла служить для запуска ракеты над боковым щитом (7, 8) шахты, проходящим по периферии корабля. Устройство содержит средство (14, 14') отведения реактивных газов ракеты, содержащее канал (19, 19'), открывающийся в отверстие (20), предусмотренное в боковом щите (7) шахты, проходящем по периферии корабля. Боковые щиты (7, 8) шахты имеют высоту, адаптированную для маскировки ракет, располагающихся на установке, для наклона, близкого к горизонтали корабля. Обеспечивается удовлетворительная защита ракет от асимметричных угроз, обеспечивается минимизированная радиолокационная и визуальная сигнатура. 2 н. и 7 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к оружейной технике, а именно к реактивным гранатометам и ракетам для реактивных гранатометов. Ракета для гранатомета содержит ракетный двигатель с кольцевым или цилиндрическим каналом или кольцевыми бронированными с одной стороны шашками, боевую часть, два или более реактивных сопла, два тандемных кумулятивных заряда, бесконтактный лазерный взрыватель. В двигателе расположены коаксиальные и не коаксиальные слои топлива, поперечные плоские или вогнутые слои топлива. Слои топлива имеют разную толщину, разную скорость горения, разное тепловыделение. Реактивный гранатомет содержит трубчатую направляющую, механизм и барабан револьверного типа, рычаг или шток с лопаткой, пружину. Шток с лопаткой содержит ролик, входящий в паз зигзагообразной формы. На разветвлениях паза находятся подпружиненные храповики. Изобретение позволяет повысить точность стрельбы. 11 н. и 6 з.п. ф-лы, 9 ил.

Изобретение относится к средствам радиоэлектронной борьбы, в частности к способу задания значений параметров выброса (отстрела) расходуемых средств радиоэлектронной борьбы. Способ задания значений параметров выброса (отстрела) расходуемых средств радиоэлектронной борьбы заключается в том, что расходуемые средства радиоэлектронной борьбы в виде отдельных грузов выбрасывают (отстреливают) с объекта по программе, содержащей параметры с независимо устанавливаемыми величинами, по которым задают количество сбрасываемых грузов и темп сброса. В программе задается время начала реализации программы, количество и тип сбрасываемых грузов для каждого сброса, темп сбросов. Временные интервалы между группами и внутри групп могут принимать произвольное, не обязательно одинаковое значение. Возможно сочетание различных типов грузов различного количества при одновременном выбросе (отстреле). В программе повторяющиеся сбросы объединяются в группы, которые в свою очередь могут быть объединены в группы более высокого уровня, и возможна реализация программы для защиты различных объектов (подвижных, неподвижных, наземных, наводных, воздушных). Достигается повышение эффективности применения расходуемых средств и защиты объекта в целом. 2 ил.

Изобретение относится к пусковым установкам, а именно к испытательным стендам. Стабилизирующее устройство монорельсовой ракетной тележки (РТ) содержит основной башмак с собственной парой крыльев в виде пластин и возможностью охвата рельсовой направляющей и перемещения вдоль нее, два крыла, дополнительный башмак с обтекаемой передней поверхностью и собственной парой крыльев, выполненных с треугольным поперечным сечением. Дополнительный башмак расположен впереди основного башмака. Геометрию и расположение крыльев основного и дополнительного башмака выбирают в зависимости от площади взаимодействия набегающего потока и угла атаки. Изобретение позволяет обеспечить разгон объекта испытания (ракеты) на всей длине разгонного участка без увеличения крена. 7 н. и 4 з.п. ф-лы, 27 ил.

Для осуществления пуска ракеты на подвижной пусковой установке производят определение уточненных координат текущей точки цели и зонных признаков цели и выдачу на пульт оператора в реальном времени опережающей динамической информации для принятия решений по пуску ракеты. Повышается боевая эффективность комплекса. 8 ил.

Группа изобретений относится к ракетной технике. Корпус снабжен профильным силовым слоем (5), который расположен между его наружным (3) и внутренним (4) силовыми слоями и скреплен с ними. Профильный силовой слой выполнен в виде набора состыкованных и скрепленных между собой продольных многостеночных профилей (7) с внутренними полыми и заполненными полостями. Продольный паз (2) выполнен преимущественно сквозным, ориентирован по радиусу корпуса и сформирован узлом (6) жесткой фиксации формы паза. Узел жесткой фиксации образован выполненными по месту размещения паза и на длину паза гофрами. Гофры включают пазофиксирующий гофр (14) внутреннего силового слоя и гофр (17) повышенной жесткости профильного силового слоя. Гофр повышенной жесткости выполнен на одном или двух смежных профилях и усилен снаружи продольным элементом жесткости (19). Полости профилей, прилежащие к указанному гофру с его элементом жесткости, заполнены теплоизоляционным материалом. Корпус по второму варианту имеет продольный прямоугольный паз в направляющем профильном элементе, имеющем основание, пазоформирующую и опорную поверхности. Направляющий профильный элемент размещен в узле фиксации с охватом его опорной поверхности пазофиксирующим гофром. Достигается повышение эксплуатационной надежности при сохранении требуемой геометрии корпуса. 2 н. и 27 з.п. ф-лы, 10 ил.
Наверх